УДК _629.7.001.66 (0578)

Інв. № _________

МІНІСТЕРСТВО  ОСВІТИ  І  НАУКИ  УКРАЇНИ

Національний  аерокосмічний  університет ім. М.Є.Жуковського  “ХАІ” 
 
 
 
 

Кафедра    403 
 
 

КОНСТРУКЦІЯ ВИДСIКУ КЕРУВАННЯ ЛIТАЛЬНОГО АПАРАТА КЛАСУ “В - В ” 
 

Пояснювальна  записка  до  курсового проекту

з  дисципліни “Конструкція ЛА та їх систем”

ХАІ.403.446.105.015.18 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

«Харків 2007»

Оглавление: 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

 

1. Исходные данные на проектирование агрегата

     Приведенный в данной работе летательный аппарат, спроектирован на основе  прототипа, обработанного статистически. Аэродинамическая схема летательного аппарата показана на рис. 1.1, летно-тактические, геометрические и массовые характеристики представлены соответственно в табл.1.1.

Рис. 1.1 Внешний вид ЛА

 Таблица 1.1. Характеристики летательного аппарата

  Данный  ЛА класса «Воздух - Воздух» средней  дальности полета предназначен для поражения воздушных целей с превышением цели над носителем на 2 – 5 километра. Максимальная скорость соответствует М=3, максимальная дальность 20км при полете на высоте 15 км.

   Летательный аппарат выполнен по нормальной аэродинамической схеме.

   Корпус  ЛА цилиндрической формы, с оживальной носовой частью, большого удлинения (λ=17,3).

   В задней части корпуса расположены аэродинамические рули трапециевидной формы в плане, малого удлинения (λ= 1,6) в двух взаимно перпендикулярных плоскостях.

   В центральной части корпуса в  горизонтальной плоскости, расположены неподвижные консоли крыла. Консоли крыла треугольной формы в плане малого удлинения (λ=0,882) с большой стреловидностью передней кромки (χ=81). В конструкции корпуса летательного аппарата применены алюминиевые и магниевые сплавы и конструкционные легированные стали.

   В отсеке полезной нагрузки расположена боевая часть осколочно-фугасного типа, радио взрыватель и предохранительно-исполнительный механизм.

   ЛА снабжен двухрежимным РДТТ с массой топлива 119 кг, и тягой 32,6 кН на стартовом режиме и 6,63 кН не маршевом. Время работы 21с.

   На  борту летательного аппарата установлена пассивная инфрокрасная головка самонаведения (ГСН). Компоновочная схема ЛА приведена на рис. 1.2: 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 

   Рисунок 1.2 Компоновочная схема ЛА.

   1- ГСН; 2 - Боевая часть; 3 - Автопилот; 4 - Источник тока; 5- Преобразователь тока;

   6- ВАД; 7 – РДТТ; 8 – ПИМ; 9 – Взрыватель; 10 – Рулевые машинки. 

 

2 Определение нагрузок, действующих на агрегат

 

       Для построения эпюр внутренних усилий по длине корпуса ЛА (N_x, Q_y, M_z) в первом приближении принимается расчетная схема свободно опертой балки. Опорами для нормальной аэродинамической схемы являются:

1. ось вращения руля;
2. опора на среднюю аэродинамическую хорду крыла.

   Для упрощения расчетов, связанных с  определения центра масс и момента  инерции летательного аппарата, а также с определением и учетом массовых сил, ракета заменяется системой сосредоточенных грузов, расположенных на абсолютно жесткой оси. Массу грузов расположим внутри корпуса ЛА, прикрепим к шпангоуту. В мессах крепления шпангоутов конструкция нагружается значительными сосредоточенными силами. В связи с этим естественно расположить упомянутые сосредоточенные грузы именно на стыковых шпангоутах, ограничивающих отсеки (разбивка летательного аппарата на отсеки приведена на чертеже). Принято, что масса консолей несущих поверхностей (рулей и крыла) равномерно распределена по их площади, следовательно, доля массы консолей пропорциональна доле их площадей, попадающих в зону отсека. Принимаются также, что масса РДТТ и масса полезного груза равномерно распределены по длине.

       Рассматривается маневренный участок полета, на котором  летательный аппарат рассматриваемого типа двигается по командам системы  наведения. Траектория этого движения заранее неизвестна. Интенсивность продольных перегрузок на маневренном участке намного меньше, чем на стартовом (неманевренном) режиме, то есть перегрузки n_x невелика, а величина поперечной перегрузки n_y велика.

       Таким образом, определение внешних нагрузок для прочностного расчета ЛА (проектировочного и проверочного) сводится к последовательности взаимосвязанных этапов:

• определение параметров расчетного режима;
• определение аэродинамических сил, действующих на ЛА;
• определение углов атаки и углов отклонения управляющей поверхности;
• определение подъемных сил и сил лобового сопротивления агрегатов;
• центровка и уравновешивание ЛА (по принципу Даламбера).

       Приведенные выше допущения положены в основу методики решения задач, которая реализуется в виде программного комплекса для ЭВМ NAGRUSKA (разработчик доцент Андриенко А. И.).  

       Таблица 2.1

       Результаты  расчета:

 
 
 

       Таблица 2.2

 

 

       

Результаты  расчета подъемных сил, сил и  моментов в сечениях корпуса ЛА представлены на рис. 2.1- 2.4

Рисунок 2.1.  Эпюра продольных усилий N_x.

Рисунок 2.2. Эпюра поперечных усилий Q_y.

Рисунок 2.3. Эпюра изгибающих моментов M_z

2.1 Проектировочный расчет отсека корпуса ЛА

       Для данного ЛА рассчитываем бесстрингерную конструктивно-силовую схему, согласно методике, приведенной в [4, с. 145].

       Отсек корпуса ЛА загружен изгибающим моментом M^Р_изг , перерезывающей силой Q^Р и осевым сжатием N^Р:

       M^Р_изг=13410,15 Н·м;

       Q^Р =-261Н;

       N^Р =-60630,31 Н.

    Так как усилия сдвига, по сравнению с продольными усилиями изгибающим моментом не значительны, то определяющей нагрузкой для корпуса является эквивалентная сжимающая сила:

    где R= м. – радиус миделя корпуса ЛА

    

       Расчетная эквивалентная осевая сжимающая сила, которая является расчетной разрушающей нагрузкой отсека, определяется по формуле:

 

    где f — коэффициент безопасности;

   f=1,3;

   β — коэффициент, учитывающий устойчивость при изгибе;

 

   

       Тогда:

    

       Поперечное  сечение отсека сложной формы, имеет приливы и шпангоуты, которые можно изготовлять заодно с обшивкой. Отсек корпуса будем изготавливать литьем. Выбираем материал. Температуру на поверхности обшивки ЛА при скорости полета М=3 на высоте 15000м рассчитываем по формуле: